(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
プリプレグシートが積層された積層体を型に沿わせて賦形するステップを具備し、
前記積層体は、繊維が一方向に揃えられた第１層を含み、
前記第１層において、前記一方向と交差する第１表面と、前記一方向と交差する第２表面とが互いに対向するようにつき合わされ、
前記第１層は、第１点及び第２点を含み、
前記賦形するステップの前において、前記第１点と前記第２点とを結ぶ直線は、前記一方向に平行且つ前記第１表面及び前記第２表面と第１交点及び第２交点で交差する直線上に、前記第１交点及び前記第２交点が前記第１点及び前記第２点の間に配置されるように配置され、
前記賦形するステップは、ウェブの一方側に接続される第１フランジと、前記ウェブの他方側に接続される第２フランジとが形成されるように前記積層体を曲げるステップを備え
前記第１フランジ及び前記第２フランジは互いに対向し、
前記第１フランジは、前記第２フランジに向かって凸になるように湾曲し、
前記賦形するステップの後において、前記第１点及び前記第２点は前記ウェブに配置され、前記第１交点及び前記第２交点は前記第１フランジに配置され、
前記曲げるステップの後の前記積層体は、前記ウェブ、前記第１フランジ、及び前記第２フランジを備える
複合材部材の製造方法。
【請求項２】
前記積層体は、繊維が前記一方向に揃えられた第２層を備え、
前記第２層において、前記一方向と交差する第３表面と、前記一方向と交差する第４表面とが互いに対向するようにつき合わされ、
前記第１表面及び前記第３表面は、前記一方向に沿って位置がずれた
請求項１の複合材部材の製造方法。
【請求項３】
前記第１層を形成するプリプレグシートに形成された第１切れ目において前記第１表面及び前記第２表面がつき合わされ、
前記第２層を形成するプリプレグシートに形成された第２切れ目において前記第３表面及び前記第４表面がつき合わされ、
前記第１切れ目及び前記第２切れ目は前記一方向に沿って位置がずれ、
前記第２層を形成する前記プリプレグシートは前記第１切れ目と重なる位置に切れ目が形成されない
請求項２の複合材部材の製造方法。
【請求項４】
前記積層体は、
繊維が前記一方向と斜めに交差する方向に揃えられた第３層を含む
請求項１乃至３のいずれかに記載の複合材部材の製造方法。
【請求項５】
スパーを製造するステップを具備し、
前記スパーを製造するステップは、プリプレグシートが積層された積層体を型に沿わせて賦形するステップを備え、
前記積層体は、繊維が一方向に揃えられた第１層を含み、
前記第１層において、前記一方向と交差する第１表面と、前記一方向と交差する第２表面とが互いに対向するようにつき合わされ、
前記第１層は、第１点及び第２点を含み、
前記賦形するステップの前において、前記第１点と前記第２点とを結ぶ直線は、前記一方向に平行且つ前記第１表面及び前記第２表面と第１交点及び第２交点で交差する直線上に、前記第１交点及び前記第２交点が前記第１点及び前記第２点の間に配置されるように配置され、
前記賦形するステップは、ウェブの一方側に接続される第１フランジと、前記ウェブの他方側に接続される第２フランジとが形成されるように前記積層体を曲げるステップを備え
前記第１フランジ及び前記第２フランジは互いに対向し、
前記第１フランジは、前記第２フランジに向かって凸になるように湾曲し、
前記賦形するステップの後において、前記第１点及び前記第２点は前記ウェブに配置され、前記第１交点及び前記第２交点は前記第１フランジに配置され、
前記曲げるステップの後の前記積層体は、前記ウェブ、前記第１フランジ、及び前記第２フランジを備える
航空機の翼構造の製造方法。
【請求項６】
フレームを製造するステップと、
ストリンガを製造するステップと
を具備し、
前記フレームを製造するステップ及び前記ストリンガを製造するステップの少なくとも一方は、プリプレグシートが積層された積層体を型に沿わせて賦形するステップを備え、
前記積層体は、繊維が一方向に揃えられた第１層を含み、
前記第１層において、前記一方向と交差する第１表面と、前記一方向と交差する第２表面とが互いに対向するようにつき合わされ、
前記第１層は、第１点及び第２点を含み、
前記賦形するステップの前において、前記第１点と前記第２点とを結ぶ直線は、前記一方向に平行且つ前記第１表面及び前記第２表面と第１交点及び第２交点で交差する直線上に、前記第１交点及び前記第２交点が前記第１点及び前記第２点の間に配置されるように配置され、
前記賦形するステップは、ウェブの一方側に接続される第１フランジと、前記ウェブの他方側に接続される第２フランジとが形成されるように前記積層体を曲げるステップを備え
前記第１フランジ及び前記第２フランジは互いに対向し、
前記第１フランジは、前記第２フランジに向かって凸になるように湾曲し、
前記賦形するステップの後において、前記第１点及び前記第２点は前記ウェブに配置され、前記第１交点及び前記第２交点は前記第１フランジに配置され、
前記曲げるステップの後の前記積層体は、前記ウェブ、前記第１フランジ、及び前記第２フランジを備える
航空機の胴体構造の製造方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、複合材部材、航空機の翼構造及び航空機の胴体構造の製造方法と、プリプレグシートの積層体とに関する。
【背景技術】
【０００２】
特許文献１は、航空機の翼に用いられる複合材のリブを開示している。図１に示すように、リブ１０１は、ウェブ１０２と、ウェブ１０２の両端に設けられたフランジ１０３とを備える。リブ１０１の剛性を高めるため、ウェブ１０２の長手方向に沿って複数のビード１０４が設けられている。各ビード１０４は、長手方向に直交する方向に延びている。ビード１０４が設けられているため、図２に示されたウェブ１０２における実長Ｌ１０１は、図１に示されたフランジ１０３にける実長Ｌ１０２より長い。
【０００３】
カーボンやガラス繊維の織物を含むプリプレグ材料を用いてリブ１０１を成形すると、ビード１０４の隅部分にしわが形成されやすい。プリプレグ材料は、繊維方向に伸長性を持たないため、実長Ｌ１０１と実長Ｌ１０２の差を吸収することができないためである。
【０００４】
図３に示すように、プリプレグ材料１０５のビード１０４の隅部分に対応した部位に切り込み１０６を形成することで、実長Ｌ１０１と実長Ｌ１０２の差を吸収する方法が知られている。
【０００５】
【特許文献１】特開平１０−２５８４６３号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
本発明の目的は、しわの少ない複合材部材の製造方法、しわの少ない複合材部材を備える航空機の翼構造の製造方法、しわの少ない複合材部材を備える航空機の胴体構造の製造方法、及び、これらの製造方法に好適なプリプレグシートの積層体を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
以下に、（発明を実施するための最良の形態）で使用される番号を用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号は、（特許請求の範囲）の記載と（発明を実施するための最良の形態）との対応関係を明らかにするために付加されたものである。ただし、それらの番号を、（特許請求の範囲）に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。
【０００８】
本発明の一の観点において、複合材部材（２１、３１、３２）の製造方法は、プリプレグシート（４１〜５０）が積層された積層体（４）を型（７）に沿わせて賦形するステップを具備する。積層体（４）は、繊維が一方向に揃えられた第１層（４４）を含む。第１層（４４）において、一方向と交差する第１表面（４４ａ）と、一方向と交差する第２表面（４４ｂ）とが互いに対向するようにつき合わされている。
【０００９】
第１表面（４４ａ）及び第２表面（４４ｂ）に挟まれた切れ目（４ａ）において繊維が不連続であるから、積層体（４）が容易に賦形され、積層体（４）から製造される複合材部材（２１、３１、３２）にしわが発生しにくい。
【００１０】
第１層（４４）は、第１点（５１）及び第２点（５２）を含む。賦形するステップの前において、第１点（５１）及び第２点（５２）は、一方向に平行且つ第１表面（４４ａ）及び第２表面（４４ｂ）と第１交点（５３）及び第２交点（５４）で交差する直線（５）上に、第１交点（５３）及び第２交点（５４）が第１点（５１）及び第２点（５２）の間に配置されるように配置される。賦形するステップは、ウェブ（８１）の一方側に接続される第１フランジ（８２）と、ウェブ（８１）の他方側に接続される第２フランジ（８３）とが形成されるように積層体（４）を曲げるステップを備えることが好ましい。第１フランジ（８２）及び第２フランジ（８３）は互いに対向する。第１フランジ（８２）は、第２フランジ（８３）に向かって凸になるように湾曲している。賦形するステップの後において、第１点（５１）及び第２点（５２）はウェブ（８１）に配置され、第１交点（５３）及び第２交点（５４）は第１フランジ（８２）に配置される。
【００１１】
積層体（４）は、第１層（４４）に加えて、繊維が一方向に揃えられた第２層（４５、４７、４８、又は５０）を備えることが好ましい。第２層（４５、４７、４８、又は５０）において、一方向と交差する第３表面と、一方向と交差する第４表面とが互いに対向するようにつき合わされている。第１表面（４４ａ）及び第３表面は、一方向に沿って位置がずれている。
【００１２】
積層体（４）は、繊維が一方向と斜めに交差する方向に揃えられた第３層（４１、４３、４６、又は４９）を含むことが好ましい。
【００１３】
本発明の他の観点において、航空機の翼構造（２０）の製造方法は、スパー（２１）を製造するステップを具備する。スパー（２１）を製造するステップは、プリプレグシート（４１〜５０）が積層された積層体（４）を型に沿わせて賦形するステップを備える。積層体（４）は、繊維が一方向に揃えられた第１層（４４）を含む。第１層（４４）において、一方向と交差する第１表面（４４ａ）と、一方向と交差する第２表面（４４ｂ）とが互いに対向するようにつき合わされている。
【００１４】
本発明の他の観点において、航空機の胴体構造（３０）の製造方法は、フレーム（３１）を製造するステップと、ストリンガ（３２）を製造するステップとを具備する。フレーム（３１）を製造するステップ及びストリンガ（３２）を製造するステップの少なくとも一方は、プリプレグシート（４１〜５０）が積層された積層体（４）を型に沿わせて賦形するステップを備える。積層体（４）は、繊維が一方向に揃えられた第１層（４４）を含む。第１層（４４）において、一方向と交差する第１表面（４４ａ）と、一方向と交差する第２表面（４４ｂ）とが互いに対向するようにつき合わされている。
【００１５】
本発明の他の観点において、プリプレグシートの積層体（４）は、繊維が一方向に揃えられた第１層（４４）を具備する。第１層（４４）において、一方向と交差する第１表面（４４ａ）と、一方向と交差する第２表面（４４ｂ）とが互いに対向するようにつき合わされている。
【００１６】
プリプレグシートの積層体（４）は、第１層（４４）に加えて、繊維が一方向に揃えられた第２層（４５、４７、４８、又は５０）を具備することが好ましい。第２層（４５、４７、４８、又は５０）において、一方向と交差する第３表面と、一方向と交差する第４表面とが互いに対向するようにつき合わされている。第１表面（４４ａ）及び第３表面は、一方向に沿って位置がずれている。
【００１７】
プリプレグシートの積層体は、繊維が一方向と斜めに交差する方向に揃えられた第３層（４１、４３、４６、又は４９）を更に具備することが好ましい。
【発明の効果】
【００１８】
本発明によれば、しわの少ない複合材部材の製造方法、しわの少ない複合材部材を備える航空機の翼構造の製造方法、しわの少ない複合材部材を備える航空機の胴体構造の製造方法、及び、これらの製造方法に好適なプリプレグシートの積層体が提供される。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１９】
添付図面を参照して、本発明による複合材部材、その製造方法、航空機の翼構造及び航空機の胴体構造を実施するための最良の形態を以下に説明する。
【００２０】
（第１の実施形態）
図４は、本発明の第１の実施形態に係る航空機１を示す。航空機１は、翼２と、胴体３を備える。図５は、翼２が備える翼構造２０を示す。翼構造２０は、スパー２１と、スパー２１に取り付けられたリブ２２と、リブ２２に取り付けられた外板２３とを備える。翼２は、主翼であってもよく、尾翼であってもよい。
【００２１】
図６は、スパー２１の斜視図を示す。複合材部材としてのスパー２１は、繊維強化プラスチックのような複合材で形成されている。スパー２１は、ウェブ８１と、ウェブ８１の一方側に接続されたフランジ８２と、ウェブ８１の他方側に接続されたフランジ８３とを備える。ウェブ８１、フランジ８２及びフランジ８３の各々は、板形状をしている。フランジ８２はスパー２１の長手方向に沿って延びるコーナー部８４を介してウェブ８１に接続されている。フランジ８３はスパー２１の長手方向に沿って延びるコーナー部８５を介してウェブ８１に接続されている。フランジ８２及びフランジ８３は、互いに対向している。フランジ８２は、フランジ８３に向かって凸になるように湾曲している。
【００２２】
以下、スパー２１の製造方法を説明する。スパー２１の製造方法は、プリプレグシートが積層された平板状の積層体４を準備する工程、積層体４を型に沿わせて予備賦形する工程、及び、予備賦形された積層体４を硬化する工程を含む。
【００２３】
予備賦形する工程において、例えば、ホットドレープフォーミングが用いられる。図７は、ホットドレープフォーミングを用いて積層体４を予備賦形する方法を示す。賦形型７は、上面７１と、コーナー部７４を介して上面７１に接続する側面７２と、コーナー部７５を介して上面７１に接続する側面７３とを備える。上面７１はウェブ８１に対応し、側面７２はフランジ８２に対応し、側面７３はフランジ８３に対応し、コーナー部７４はコーナー部８４に対応し、コーナー部７５はコーナー部８５に対応する。積層体４を上面７１に載せて賦形型７に対して位置決めする。
【００２４】
図８は、積層体４と賦形型７との配置を示す。賦形型７の中心線７０は、コーナー部７４及びコーナー部７５から概ね等距離の直線である。フランジ８２がフランジ８３に向かって凸になるように湾曲していることに対応して、コーナー部７４はコーナー部７５に向かって凸となるように湾曲している。積層体４は、０度層と、＋４５度層と、−４５度層と、９０度層とを含む。０度層、＋４５度層、−４５度層及び９０度層の各々において、繊維が一方向（単一方向）に揃えられている。０度層における繊維の方向（０度方向）、＋４５度層における繊維の方向（＋４５度方向）、−４５度層における繊維の方向（−４５度方向）及び９０度層における繊維の方向（９０度方向）が、図中に矢印で示されている。＋４５度方向は、０度方向と＋４５度の角度で斜めに交差する。−４５度方向は、０度方向と−４５度の角度で斜めに交差する。９０度方向は、０度方向と９０度の角度で交差する。例えば、積層体４は、０度方向と中心線７０とのなす角が−１０度から＋１０の範囲となるように賦形型７に対して位置決めされる。
【００２５】
積層体４を賦形型７に対して位置決めしたときに、上面７１に垂直な方向から見て切れ目４ａがコーナー部７４と交差するように、０度層に切れ目４ａが設けられている。切れ目４ａは０度方向と交差する。
【００２６】
図９は、図８のＣ−Ｃ切断線における断面図を示す。積層体４は、＋４５度層としてのプリプレグシート４１と、９０度層としてのプリプレグシート４２と、−４５度層としてのプリプレグシート４３と、０度層としてのプリプレグシート４４とを含む。プリプレグシート４４は上面７１に近い側に配置され、プリプレグシート４１は上面７１に遠い側に配置される。プリプレグシート４２はプリプレグシート４１とプリプレグシート４３の間に配置され、プリプレグシート４３はプリプレグシート４２とプリプレグシート４４の間に配置される。切れ目４ａは、プリプレグシート４４に設けられている。プリプレグシート４４は、切れ目４ａにおいて不連続な繊維を含む。プリプレグシート４４は、表面４４ａと表面４４ｂとを各切れ目４ａに備える。切れ目４ａは、表面４４ａ及び表面４４ｂに挟まれている。表面４４ａ及び表面４４ｂの各々は、例えば、０度方向と９０度または約９０度で交差する。約９０度は、８７度から９３の範囲の角度である。表面４４ａ及び表面４４ｂは、互いに対向するようにつき合わされている。表面４４ａ及び表面４４ｂの各々には、複数の繊維の切断面が配置されている。切断面は、繊維の横断面に対応する。プリプレグシート４１、４２及び４３には、切れ目４ａのような切れ目が設けられていない。
【００２７】
図１０を参照して、プリプレグシート４４に複数の切れ目４ａが設けられる場合、切れ目４ａは、０度方向に沿ってピッチＰで設けられる。切れ目４ａは一つだけ設けられても良い。
【００２８】
図１１を参照して、図８に示す賦形型７と積層体４との配置を詳細に説明する。プリプレグシート４４は、０度方向に平行な直線５を含む。直線５上に、点５１、点５２、交点５３及び交点５４が存在する。交点５３は直線５と表面４４ａの交点であり、交点５４は直線５と表面４４ｂの交点である。交点５３及び交点５４は、点５１と点５２の間に配置されている。点５１及び５２と、交点５３及び５４とは、コーナー部７４の両側にそれぞれ配置される。
【００２９】
図７を参照して、積層体４及び賦形型７をフィルム９で覆った後、積層体４を加熱しながらフィルム９内を真空引きする。この結果、積層体４がコーナー部７４及びコーナー部７５に沿って折り曲げられ、図１２に示すように、ウェブ８１、フランジ８２、フランジ８３、コーナー部８４及びコーナー部８５が形成される。
【００３０】
積層体４のフランジ８２となるべき部分は、湾曲されてフランジ８２を形成する。このとき、フランジ８２となるべき部分に、直線５に沿って伸ばす力が作用する。直線５上に配置された繊維は切れ目４ａにおいて不連続であるため、積層体４が賦形型７に沿って容易に賦形され、積層体４にしわが発生しにくい。
【００３１】
次に、硬化する工程において、オートクレーブを用い、予備賦形された積層体４に加熱加圧条件で硬化処理を行う。
【００３２】
図１３は、積層体４から上述の予備賦形する工程及び硬化する工程を経て製造されたスパー２１を示す。積層体４に切れ目４ａが設けられていたため、スパー２１にしわが発生することが防がれている。スパー２１は、各切れ目４ａに対応する境界面８７を含む。境界面８７において、プリプレグシート４４の複数の繊維が不連続になっている。境界面８７は、コーナー部８４をまたいでフランジ８２とウェブ８１の両方に配置されている。点５１及び点５２がウェブ８１に配置される。交点５３及び交点５４がフランジ８２に配置される。
【００３３】
フランジ８２の曲率半径Ｒが５００００ｍｍから７５０００ｍｍ、且つ、フランジ８２の幅Ｗが１５０ｍｍ以下の場合、ピッチＰを３００ｍｍとすることで、しわの発生が顕著に抑制された。曲率半径Ｒが小さいほど、また必要なフランジ幅が長いほど、ピッチＰを小さくすることが好ましい。なお、曲率半径Ｒ、幅Ｗ、及びピッチＰは、これらの値に限定されない。
【００３４】
硬化後においては、＋４５度層の繊維と−４５度層の繊維とが０度方向に平行な伸ばす力に抵抗するから、境界面８７の存在によりスパー２１が所望の強度を達成できなくなることが防がれる。
【００３５】
（比較例）
本発明の比較例に係る積層体４には、上述の切れ目４ａが設けられていない。図１４は、比較例に係る積層体４から上述の予備賦形する工程及び硬化する工程を経て製造されたスパー２１を示す。積層体４のフランジ８２となるべき部分が湾曲されてフランジ８２が形成される際、フランジ８２となるべき部分に、０度層に含まれる繊維に沿って伸ばす力が作用する。０度層の繊維がこの伸ばす力に抵抗するため、図１４に示すように、ウェブ８１にしわ８６が発生する。しわ８６はスパー２１の強度を低下させるため、しわ８６の数は少ないことが好ましい。
【００３６】
（第２の実施形態）
本発明の第２の実施形態に係る積層体４は、０度層だけが第１の実施形態に係る積層体４と異なる。図１５を参照して、第２の実施形態に係る０度層は、第１の実施形態に係るプリプレグシート４４に０度方向に平行な切れ目４ｘが追加されたものに対応する。この場合、積層体４の０度層は、プリプレグシート４４−１と、プリプレグシート４４−２と、プリプレグシート４４−３と、プリプレグシート４４−４とを含む。図１６を参照して、切れ目４ｘは、上面７１に垂直な方向から見て、コーナー部７４とコーナー部７５の間に配置される。切れ目４ｘはプリプレグシートの樹脂が融けて再凝固する際に消滅するので、本実施形態に係る積層体４から上述の予備賦形する工程及び硬化する工程を経て製造されるスパー２１には切れ目４ｘに対応する境界面は存在しない。本実施形態に係る方法は、例えばウェブの幅が広い積層体を製造する場合に有効である。即ち、本実施形態に係る方法は、一つの大きなプリプレグシートに切れ目を入れてウェブならびにフランジを形成する方法に比べて製造が容易であるという利点を有する。また、材料歩留まりを向上できるメリットも有する。
【００３７】
（第３の実施形態）
図１７を参照して、本発明の第３の実施形態に係る積層体４は、切れ目４ａがコーナー部７４と交差しない点だけが、本発明の第１の実施形態に係る積層体４と異なる。図１８は、図１７の積層体４から上述の予備賦形する工程及び硬化する工程を経て製造されたスパー２１を示す。図１８に示すように、切れ目４ａに対応する境界面８７は、フランジ８２だけに配置され、ウェブ８１に配置されない。本実施形態に係る方法は、部材が備えるフランジの曲率半径が５０００ｍｍを超え、且つ部材の強度を最大限保持するために繊維切断を最小限に抑えたい場合に有効である。
【００３８】
（第４の実施形態）
本発明の第４の実施形態に係る積層体４は、第１乃至第３の実施形態のいずれかに係る積層体４に他の層が追加されたものに対応する。図１９を参照して、本実施形態に係る積層体４は、対称面６に関して鏡面対称である。積層体４は、上述のプリプレグシート４１乃至４４に加えて、０度層としてのプリプレグシート４５と、＋４５度層としてのプリプレグシート４６と、０度層としてのプリプレグシート４７及びプリプレグシート４８と、−４５度層としてのプリプレグシート４９と、０度層としてのプリプレグシート５０とを備える。プリプレグシート４４はプリプレグシート４１と対称面６の間に配置され、プリプレグシート４７はプリプレグシート４４と対称面６の間に配置され、プリプレグシート４５はプリプレグシート４４とプリプレグシート４７の間に配置され、プリプレグシート４６はプリプレグシート４５とプリプレグシート４７の間に配置され、プリプレグシート４９はプリプレグシート４７と対称面６の間に配置され、プリプレグシート４８はプリプレグシート４７とプリプレグシート４９の間に配置され、プリプレグシート５０はプリプレグシート４９と対称面６の間に配置される。
【００３９】
プリプレグシート４５には、プリプレグシート４４の切れ目４ａから０度方向に距離Ｄだけずれた位置に切れ目４ａが設けられている。プリプレグシート４７には、プリプレグシート４５の切れ目４ａから０度方向に距離Ｄだけずれた位置に切れ目４ａが設けられている。プリプレグシート４８には、プリプレグシート４７の切れ目４ａから０度方向に距離Ｄだけずれた位置に切れ目４ａが設けられている。プリプレグシート５０には、プリプレグシート４８の切れ目４ａから０度方向に距離Ｄだけずれた位置に切れ目４ａが設けられている。各切れ目４ａは、０度方向と交差するように設けられている。プリプレグシート４５、プリプレグシート４７、プリプレグシート４８及びプリプレグシート５０の各々の切れ目４ａにおいて、表面４４ａのような表面と表面４４ｂのような表面とが互いに対向するようにつき合わされている。距離Ｄは、２５ｍｍ（１インチ）以上であることが好ましい。上述のずれは、意図的に設けられる。また、プレプレグシート４５、４７、４８及び５０の切れ目４ａがプリプレグシート４４の切れ目４ａのピッチ全体に均一に分散されるように距離Ｄを定めてもよく、プリプレグシート４４、４５、４７、４８及び５０の切れ目４ａが積層体４全体に均一に分散されるように距離Ｄを定めてもよい。
【００４０】
図１９に示す積層体４から上述の予備賦形する工程と硬化する工程とを経てスパー２１を製造する。スパー２１が複数の０度層を含み、且つ、それらに形成される境界面８７が０度方向にずれているため、スパー２１の強度が高くなる。
【００４１】
上記各実施形態にいて、＋４５度層の代わりに＋θ度層を用い、−４５度層の代わりに−θ度層を用いてもよい。＋θ度層及び−θ度層の各々において、繊維が一方向に揃えられている。＋θ度層における繊維の方向は、０度方向と＋θ度の角度で斜めに交差する。−θ度層における繊維の方向は、０度方向と−θ度の角度で斜めに交差する。ここで、０＜θ＜４５、又は、４５＜θ＜９０である。
【００４２】
上記各実施形態に係る製造方法を用いて、複合材部材としてのフレーム３１及びストリンガ３２を製造しても良い。図２０を参照して、胴体３の胴体構造３０は、リング状のフレーム３１と、フレーム３１に対して固定されたストリンガ３２と、外板３３とを備える。フレーム３１は、図２１に示すように、ウェブ３１ａと、ウェブ３１ａに接続されたフランジ３１ｂ及び３１ｃを備える。ウェブ３１ａはウェブ８１に対応し、フランジ３１ｂはフランジ８２に対応し、フランジ３１ｃはフランジ８３に対応する。ストリンガ３２は、図２２に示すように、横断面形状がアルファベットの「Ｈ」又は「Ｉ」である。図２３に示すように、ストリンガ３２は、部材３２−１及び３２−２と、平板状のトッププレート３２−３と、平板状のベースプレート３２−４と、コーナー部充填材３２−５及び３２−６を備える。部材３２−１及び３２−２の各々は、横断面形状が片仮名の「コ」である。部材３２−１及び３２−２の各々は、ウェブ３２ａと、ウェブ３２ａに接続された二つのフランジ３２ｂを備える。部材３２−１及び３２−２が横断面形状がアルファベットの「Ｈ」又は「Ｉ」の結合体を構成するように、部材３２−１のウェブ３２ａと部材３２−２のウェブ３２ａとが結合されている。トッププレート３２−３及びベースプレート３２−４は、間に結合体を挟んで向かい合っている。トッププレート３２−３は、部材３２−１及び３２−２の外板３３から遠い側のフランジ３２ｂに結合されている。コーナー部充填材３２−５は、トッププレート３２−３、部材３２−１及び部材３２−２に囲まれるように配置されている。ベースプレート３２−４は、部材３２−１及び３２−２の外板３３に近い側のフランジ３２ｂに結合されている。コーナー部充填材３２−６は、ベースプレート３２−４、部材３２−１及び部材３２−２に囲まれるように配置されている。ベースプレート３２−４は、外板３３に結合される。部材３２−１及び３２−２の各々において、ウェブ３２ａはウェブ８１に対応し、二つのフランジ３２ｂはフランジ８２及びフランジ８３に対応する。
【図面の簡単な説明】
【００４３】
【図１】図１は、従来の複合材成形品の斜視図である。
【図２】図２は、複合材成形品の断面図である。
【図３】図３は、従来の複合材成形品の他の例を示す斜視図である。
【図４】図４は、本発明の第１の実施形態に係る航空機の上面図である。
【図５】図５は、航空機の翼構造の断面図である。
【図６】図６は、翼構造が備えるスパーの斜視図である。
【図７】図７は、積層体を予備賦形する工程を示す。
【図８】図８は、第１の実施形態に係る積層体と賦形型との配置を示す上面図である。
【図９】図９は、図８の積層体の断面図である。
【図１０】図１０は、第１の実施形態に係る積層体が備える０度層プリプレグシートの上面図である。
【図１１】図１１は、積層体と賦形型との詳細な配置を示す上面図である。
【図１２】図１２は、予備賦形された積層体を示す。
【図１３】図１３は、第１の実施形態に係るスパーの斜視図である。
【図１４】図１４は、比較例に係るスパーの斜視図である。
【図１５】図１５は、本発明の第２の実施形態に係る積層体が備える０度層プリプレグシートの上面図である。
【図１６】図１６は、第２の実施形態に係る積層体と賦形型との配置を示す上面図である。
【図１７】図１７は、本発明の第３の実施形態に係る積層体と賦形型との配置を示す上面図である。
【図１８】図１８は、第３の実施形態に係るスパーの斜視図である。
【図１９】図１９は、本発明の第４の実施形態に係る積層体の断面図である。
【図２０】図２０は、航空機の胴体構造の斜視図である。
【図２１】図２１は、胴体構造が備えるフレームの断面図である。
【図２２】図２２は、胴体構造が備えるストリンガの斜視図である。
【図２３】図２３は、ストリンガの断面図である。
【符号の説明】
【００４４】
１…航空機
２…翼
２０…翼構造
２１…スパー
２２…リブ
２３…外板
３…胴体
３０…胴体構造
３１…フレーム
３２…ストリンガ（縦通材）
３２−１、３２−２…部材
３２−３…トッププレート
３２−４…ベースプレート
３２−５、３２−６…コーナー部充填材
３１ａ、３２ａ…ウェブ
３１ｂ、３１ｃ、３２ｂ…フランジ
３３…外板
４…積層体
４１〜５０、４４−１〜４４−４…プリプレグシート
４ａ、４ｘ…切れ目
４４ａ、４４ｂ…表面
５…直線
５１、５２…点
５３、５４…交点
６…対称面
７…賦形型
７０…中心線
７１…上面
７２、７３…側面
７４、７５…コーナー部
８１…ウェブ
８２、８３…フランジ
８４、８５…コーナー部
８６…しわ
８７…境界面
９…フィルム
１０１…リブ
１０２…ウェブ
１０３…フランジ
１０４…ビード
１０５…プリプレグ材料
１０６…切り込み
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３】
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